CN102917947A - 用于检测飞行控制作动器中的主路径破裂的设备 - Google Patents

Abstract

一种用于检测飞行控制作动器中的主路径的破裂的设备（13），所述作动器具有包括旋转空心丝杠（2）的主路径（1）以及包括保险杆（3）的次路径（10），所述保险杆与穿过所述丝杠（2）的载荷起作用，所述设备（13）的特征在于，所述设备包括位置传感器（15）和断开系统（17），所述位置传感器连接到所述丝杠（2）以测量表示其角位置的信息，所述断开系统能够在所述主路径（1）发生破裂时在所述杆（3）相对于所述丝杠（2）发生相对运动的情况下断开所述丝杠（2）和位置传感器（15）。

Description

用于检测飞行控制作动器中的主路径破裂的设备

技术领域

本发明涉及飞行控制作动器中的故障检测。

具体而言但并不作为限制，本发明涉及航空器飞行控制作动器的主载荷路径的破裂检测以及传递到所述作动器的次载荷路径的载荷传递。

背景技术

通常，这样的作动器包括两条机械载荷路径，一条为主路径，另一条为次路径，后者设计为当主路径发生故障时接管载荷，主路径的故障通常是由所述主载荷路径的破裂引起的。

图1中示意性地显示了这种作动器的基本结构。

当在主载荷路径1上操作时，载荷穿过例如具有滚珠或滚柱的中空丝杠2。

该特征允许将承载保险杆3容纳在其内侧（所谓的“故障保险杆”），在其端部带有凹槽，并且以一定间隙连接到丝杠2。

该结构在传输组件的力和旋转时提供了连续性，同时避免了丝杠的各元件在丝杠本身发生破裂的情况下发生轴向分离。

丝杠2在其一端处终止于被称为高位主夹具4的附接构件，由此其连接到航空器的结构5。

在主载荷路径1发生故障的情况下，即，在主载荷路径1的元件发生破裂的情况下，载荷由次载荷路径10接管，并且具体是由保险杆3来接管，该保险杆的端部为定位在被称为高位次夹具8的次载荷路径的附接构件8的凹进形状之内的凸起形状7（例如为球）。

该高位次夹具本身借助于航空器附接构件9连接到航空器，该航空器的附接构件不同于用于支撑主载荷路径1的附接构件。

在现有技术中存在大量系统用来在飞行控制作动器中检测主载荷路径中的破裂并且将载荷传递到次载荷路径。

FR 2858035描述了一种检测系统，其被构造成检测保险杆的自由端部相对于高位次夹具的相对平移运动。

EP 1557588公开了一种设备，用于在检测高位次夹具的各部件之间的剪切的基础上检测从主载荷路径传递到次载荷路径的载荷。

EP 1972549公开了一种包括传感器的方案，该传感器能够检测在为次载荷路径提供较高附接的各部件（例如用于附接次载荷路径的安装丝杠或者用于次载荷路径的安装U形夹）上所传递的载荷，并且能够检测到其已经被置于载荷之下。

然而，到目前为止提出的方案均有缺点，这是因为这些方案在飞行控制作动器的高位次夹具处需要专用的且复杂的执行装置。

更甚的是，这些方案需要在高位次夹具处放置庞大且笨重的检测缆线。这些方案使航空器质量增大。

由于要在作动器的各部件之间的接口处设置传感器，因此某些方案还需要在作动器的各部件之间增加间隙，这会损及组件的振动稳定性。作动器各部件之间的间隙被本领域技术人员称为术语“颤振”，并且要符合航空器严苛的规范。

最后，至目前为止提出的方案需要对测得的信号进行处理的笨重的电子处理装置，并且其可靠性尚待提高。

发明内容

本发明的目的是纠正现有技术的方案的缺点。

为此目的，本发明提出了一种用于检测飞行控制作动器中的主载荷路径的破裂的设备，所述作动器具有包括旋转空心丝杠的主载荷路径以及包括穿过所述丝杠的承载保险杆的次载荷路径，所述设备的特征在于，所述设备包括位置传感器和断开系统，所述位置传感器连接到所述丝杠以测量表示其角位置的信息，所述断开系统能够在所述主载荷路径发生破裂时在所述杆相对于所述丝杠发生相对运动的情况下断开所述丝杠和位置传感器。

本发明有利地进一步具有单独采用或组合采用的如下特征：

-所述设备包括计算器，所述计算器被构造成对由所述位置传感器测得的信息与表示由第二位置传感器测得的所述丝杠的角位置的信息进行比较，所述第二位置传感器独立于所述断开系统；

-所述计算器被构造成在比较值大于或小于预定阈值时检测到在所述主载荷路径中发生了破裂；

-所述断开系统能够在所述杆在所述丝杠上施加预定力时断开所述丝杠和位置传感器，所述预定力对应于在所述主载荷路径的所述丝杠或另一个元件发生破裂时由所述杆在所述丝杠上施加的机械载荷；

-所述断开系统包括可破裂销；

-所述可破裂销的横截面校准为在预定载荷下发生破裂，所述预定载荷对应于在所述主载荷路径发生破裂时由所述杆在所述丝杠上施加的机械载荷；

-所述可破裂销承受预定抽取载荷，从而允许在所述销发生破裂的情况下将所述销从所述丝杠抽取出来；

-所述位置传感器为角位置传感器。

本发明还提出了一种包括主载荷路径和次载荷路径的飞行控制作动器，所述主载荷路径包括空心旋转丝杠，所述次载荷路径包括穿过所述丝杠的承载保险杆，所述次载荷路径能够在所述主载荷路径发生破裂的情况下接管施加在所述主载荷路径上的力，所述作动器的特征在于，所述作动器包括如上所述的用于检测所述主载荷路径中的破裂的设备。

本发明具有许多优点。

本发明的一个优点是提供了一种简单且低成本的方案。

本发明的另一个优点是提供了一种轻质的方案，而对航空器重量的增加则是微不足道的。

本发明的又一个优点是提供了一种可靠性得到提高的方案。

本发明的再一个优点是使得作动器各部件之间的间隙减小。

最后，本发明的另一个优点是允许在困难的环境条件下进行检测。

附图说明

通过下面的描述将使本发明的其它特征和优点变得更为清楚，这些描述仅是显示性的和非限制性的，并且必须参考所附附图来进行解读，在这些附图中：

-图1为显示飞行控制作动器概念的示意图；

-图2为根据本发明的检测设备和飞行控制作动器的示意图；

-图3为根据本发明的检测设备和飞行控制作动器在主载荷路径发生破裂的情况下的示意图；

-图4为根据本发明的飞行控制作动器的实施方案的示意图；

-图5为根据本发明的检测设备和飞行控制作动器的实施方案在主载荷路径发生破裂的情况下的示意图。

具体实施方式

图2显示了根据本发明的主载荷路径破裂检测设备13以及配备有该设备的根据本发明的飞行控制作动器12。

本发明同样涉及检测设备、配备有该设备的飞行控制作动器以及包括该飞行控制作动器的航空器。

如前文所述，飞行控制作动器12包括主载荷路径1和次载荷路径10。

所述作动器12例如为用于控制航空器（未显示）的可变水平控制表面的THSA式作动器。

主载荷路径和次载荷路径包括多个元件，但在此将仅描述这些元件中的某些元件。包括主载荷路径和次载荷路径的飞行控制作动器的结构对于本领域技术人员来说大体上是熟悉的。

主载荷路径1包括旋转空心丝杠2，该旋转空心丝杠在其一端处终止于被称为高位主夹具4的附接构件内，其通过该附接构件连接到航空器的结构5。

通常，主载荷路径1还包括螺母（未显示），该螺母通过组装到丝杠而与该丝杠相协作，并且连接到待控制的表面。

丝杠2的旋转受到电机的控制，这使得前述的螺母进行平移运动，出于这一目的，螺母的旋转被阻止。螺母的平移运动由此能够控制需要赋予可变水平表面的偏斜。

保险杆3穿过空心丝杠2的内部。保险杆是次载荷路径10的元件之一。

通常，所述杆3终止于球头7，该球头以一定间隙定位在次载荷路径的被称为次高位夹具的附接构件8的凹进球形形状之内。所述高位次夹具8借助于航空器附接构件9进而连接到航空器，该航空器附接构件不同于用于支撑主载荷路径1的附接构件。

次高位夹具的附接本身是公知的，并且具体是通过采用附接U形夹和丝杠的系统来实现的。

在“正常”操作中，承担载荷的是主载荷路径1。在主载荷路径1发生故障的情况下，特别是在由于构成主载荷路径1的一个元件（例如高位主夹具4或丝杠2）发生破裂而引起的故障的情况下，接管载荷的是次载荷路径10。

该故障必须进行检测，以便通知飞行员，并且如果适合，要在地面上或者可行地在飞行中开始维护操作。

主载荷路径破裂检测设备13能够检测这样的故障。

主载荷路径破裂检测设备13包括连接到丝杠2的位置传感器15以便对表示其角位置的信息进行测量。

在一个实施方案中，传感器15为角位置传感器15。在此情况下，表示丝杠角位置的信息为角位置本身。

角位置传感器15被构造成测量丝杠2的角位置和/或其角位移。其可以包括角位移和/或角定位，根据所选定的习惯其可以是绝对的或相对的角位移和/或角定位。因此，当将传感器15与丝杠2连接时，传感器15对丝杠2的角位置进行测量。

角位置传感器15例如可以是RVDT（旋转可调差动变压器）式的主动电（感应）旋转位移测量传感器。

可以使用其它角位置传感器。

可替代地，其可以包括线性位置传感器，例如LVDT（线性可变差动变压器）式的线性位移测量传感器。

在此情况下，线性位置传感器15经由例如滚珠丝杠式机构连接到丝杠2，该机构将丝杠2的旋转运动转换为平移运动。

线性位置传感器15由此测量线性的但表示丝杠2的角位置的位置或位移。

可以使用能够测量表示丝杠2的角位置的信息的任何位置传感器15，也就是说，测得的信息（例如位置）与丝杠2的角位置相关，并由此允许推导出所述角位置。

根据本发明，主载荷路径破裂检测设备13包括断开系统17，该断开系统能够在主载荷路径1发生破裂时在杆3相对于丝杠2发生相对位移的情况下将丝杠2从位置传感器15中断开。

所述断开由此引起传感器15和丝杠2之间的连接发生破裂。

断开系统17校准为仅在主载荷路径1发生破裂的情况下才断开丝杠2和传感器15之间的连接。

事实上，在主载荷路径1的元件发生破裂的情况下，接管载荷的是次载荷路径10。

具体而言，杆3随后承受相对于丝杠2的相对位移，所述位移基本取向为平行于丝杠2，在一个方向或另一个方向上进行平移运动。由断开系统17检测杆3相对于丝杠2的所述相对位移，该断开系统随后切断丝杠2和位置传感器15之间的连接。在杆3相对于丝杠2的相对位移超过对应于主载荷路径1的破裂的预定阈值时触发所述切断，所述阈值通过仿真或通过原地测量而可知。事实上，目的是避免由于在丝杠2和杆3之间的相对运动而引起的虚假检测，其并非主载荷路径1发生破裂的结果。只有在阈值以上的杆3相对于丝杠2的相对位移才对应于主载荷路径1的破裂。

在预定阈值以下，断开系统17并不切断丝杠2和位置传感器15之间的连接，其避免了虚假检测。

在某些实施方案中，断开系统17由此包括测量杆3相对于丝杠2（或者相反）的相对运动的传感器或传感器组，其使得可以在主载荷路径1发生破裂的情况下从位置传感器15断开丝杠2。

在其它实施方案中，断开系统17被构造成当杆3在丝杠2上施加预定载荷时从丝杠2断开位置传感器15，该预定载荷对应于在主载荷路径1发生破裂时由杆3施加在丝杠2上的机械力。

在此情况下，通过杆3施加在丝杠2上的载荷来间接地检测到在主载荷路径1发生破裂的情况下丝杠2相对于杆3的相对位移。

事实上，在主载荷路径发生破裂的情况下，杆3相对于丝杠2运动，并且由此将大于预定阈值的机械载荷施加在丝杠2上，所述机械载荷由断开系统17用来在主载荷路径1发生破裂的情况下从位置传感器15断开丝杠2。

设备13附加地包括计算器18，该计算器被构造成将表示由位置传感器15测得的丝杠2的角位置的信息与表示由检测设备13的第二位置传感器19测得的丝杠2的角位置的信息相比较。表示由第二位置传感器19测得的丝杠2的角位置的信息可以是角位置本身。

第二位置传感器19与传感器15的不同之处在于，其并不经由断开系统17而连接到丝杠2。第二位置传感器19由此独立于断开系统17。除了这一差别之外，其是能够测量表示丝杠2的角位置的信息的相同类型的传感器。与前文对于传感器15的描述一样，所述传感器可以是角位置、线性位置或其它位置传感器。

其能够例如是属于航空器本身的用于在“正常”操作时控制并自动控制丝杠2的旋转的角位置传感器。

其可以有利地具体为与丝杠2连接并且在所有飞行控制作动器中都存在的角位置传感器，这就避免了安装新的传感器。该类型的传感器用于控制并主动控制主载荷路径1的丝杠2。

有利地，位置传感器15和第二位置传感器19被合并为同一个多通道传感器。

本发明由此通过简单地将检测设备13（具体地为断开系统17）集成到作动器内从而允许使用已经存在于航空器上的传感器。

计算器18可以是专用计算器，或者更为有利地，其可以是在机上具有作动器12的航空器的计算器的一部分。

图3中显示了主载荷路径1的破裂以及由次载荷路径10接管的载荷。

破裂显示在主高位夹具4的位置处，但是可以发生在参与到作动器的主载荷路径1中的任何元件上。

在所述破裂之前，也就是说在“正常”操作的过程中，传感器15连接到丝杠2，并由此测量表示丝杠2的角位置的信息。

而且，丝杠2的旋转经由飞行员传达到航空器的飞行指令而受到飞行员的控制。表示丝杠2的角位置的信息由第二位置传感器19测得，该第二位置传感器作为其一部分甚至在主载荷路径1发生破裂的情况下继续测量表示丝杠2的角位置，这是因为其并不经由断开系统17连接到丝杠2。

在主载荷路径1中发生破裂的情况下，接管载荷的是次载荷路径10。在此情况下，杆3承受相对于丝杠2的相对位移，所述位移超过表征主载荷路径1的破裂的预定阈值。

当发生了超过阈值的该位移时，断开系统17切断丝杠2和位置传感器15之间的连接。

从而，传感器15不再测量表示丝杠2的角位置的信息。

位置传感器15随后测量为零或常数的信号，其允许对主载荷路径1的破裂进行测量从而对故障进行测量。

有利地，通过比较表示由位置传感器15测得的角位置的信息与表示由第二位置传感器19测得的丝杠2的角位置的信息来检测故障。

事实上，在主载荷路径1发生破裂的情况下，第二传感器19继续测量表示丝杠2的角位置的信息以及所述定位的变型。

如果计算器18将所述信号与由通过断开系统17而从丝杠2断开的位置传感器15测得的信号相比较，则这些信号将很明显是不同的，尽管在故障之前这些信号是相同的或者至少是相关的。

有利地，计算器18被构造成在由位置传感器15测得的信息和由第二位置传感器19测得的信息之间的比较值大于或小于预定阈值时检测到故障。

本发明本身与现有技术存在区别，这是因为其直接在丝杠2和保险杆3处检测故障，而不是在次载荷路径的高位夹具8或主载荷路径的高位夹具4处检测故障。

由于本发明并不需要在作动器的各部件之间定位传感器，所以能够减小各部件之间的间隙（“颤振”），这是非常有利的。

事实上，本领域技术人员公知的是，“颤振”规范非常苛刻。

另外，所提出的方案简单且成本低。这具体是因为本发明仅需要几个附加传感器的事实。

还要注意的是，航空器质量得到了明显减小，与需要铠装缆线的某些现有技术的方案相比减小了大约7kg，这些铠装缆线将位于次高位夹具处的传感器连接到航空器计算器。

此外，由于提供了所需设备的简化，本发明能够在困难的外部条件（低温……）下检测故障。

图4显示了根据本发明的设备13和飞行控制作动器12的具体实施方案。

在该实施方案中，断开系统17包括可破裂销23。所述可破裂销23的横截面校准为在预定载荷下发生破裂，该预定载荷对应于在主载荷路径1发生破裂（主载荷路径1的丝杠或另一个元件发生破裂）时由杆3施加在丝杠2上的机械载荷。

事实上，根据本发明，断开系统17在主载荷路径1发生破裂时在杆3相对于丝杠2发生相对运动的情况下从传感器15断开丝杠2。如前文所述，该位移形成由杆3施加在丝杠2上的机械载荷，其使得可以具有关于杆3相对于丝杠2的相对运动的信息。

在主载荷路径1发生破裂时在由杆3施加在丝杠2上的载荷以下，所述可破裂销23校准为不发生破裂以便避免虚假检测。该载荷阈值通过仿真和/或原地测量而已知。

销23能够设置在延伸穿过丝杠2和杆3的狭槽中，或者螺纹连接到出于该目的而带有凹槽的凹进部内。

此外，所述可破裂销23的轴线承受预定抽取载荷，从而在所述销23发生破裂的情况下将销23从丝杠2中抽取出来。所述抽取载荷以垂直于丝杠2的角度而由销20施加。

销23将丝杠2连接到小齿轮22，该小齿轮经由齿轮系驱动位置传感器15，例如被驱动旋转的角位置传感器。

在主载荷路径1发生破裂的情况下，并且如图5所示，杆3施加的机械载荷大于销23的破裂阈值，这使得销23破裂。由于在销23上施加了弹簧载荷，其从丝杠3脱离。在脱离时，小齿轮22具体由于轴承21而变为自由旋转。

小齿轮22由此不再遵循丝杠2的旋转，这意味着传感器15不再测量表示丝杠2角位置的信息，并且小齿轮从所述丝杠2断开，这就检测到了主载荷路径1发生了破裂。

当计算器8将由位置传感器15测得的信号与由第二位置传感器19测得的信号相比较时，其在比较值大于（或者小于，正如可以存在这样的情况）预定阈值时测得故障。

能够制造其它断开系统17。

本发明应用于具有主载荷路径和次载荷路径的任何飞行控制作动器，如前文所述，该次载荷路径在主载荷路径发生破裂的情况下能够接管载荷。

本发明就成本、简单性、可靠性和集成性而言提供了大量的优点。

Claims (9)

1.一种用于检测飞行控制作动器中的主载荷路径的破裂的设备（13），所述作动器具有包括空心旋转丝杠（2）的主载荷路径（1）以及包括穿过所述丝杠（2）的承载保险杆（3）的次载荷路径（10），所述设备（13）的特征在于，所述设备包括位置传感器（15）和断开系统（17），所述位置传感器连接到所述丝杠（2）以测量表示其角位置的信息，所述断开系统能够在所述主载荷路径（1）发生破裂时在所述杆（3）相对于所述丝杠（2）发生相对运动的情况下使得所述位置传感器（15）从所述丝杠（2）中断开。

2.根据权利要求1所述的设备，附加地包括计算器（18），所述计算器被构造成对由所述位置传感器（15）测得的信息与表示由第二位置传感器（19）测得的所述丝杠（2）的角位置的信息进行比较，所述第二位置传感器独立于所述断开系统（17）。

3.根据权利要求2所述的设备，其中所述计算器（18）被构造成在比较值大于或小于预定阈值时检测到在所述主载荷路径（1）中发生了破裂。

4.根据权利要求1至3中的一项所述的设备，其中所述断开系统（17）能够在所述杆（3）在所述丝杠（2）上施加预定载荷时从所述丝杠（2）中断开所述位置传感器（15），所述预定载荷对应于在所述主载荷路径（1）的所述丝杠（2）或另一个元件发生破裂时由所述杆（3）在所述丝杠（2）上施加的机械载荷。

5.根据权利要求1至4中的一项所述的设备，其中所述断开系统（17）包括可破裂销（23）。

6.根据权利要求5所述的设备，其中所述可破裂销（23）的横截面校准为在预定载荷下发生破裂，所述预定载荷对应于在所述主载荷路径（1）发生破裂时由所述杆（3）在所述丝杠（2）上施加的机械载荷。

7.根据权利要求5或6所述的设备，其中所述可破裂销（23）承受预定抽取载荷，从而允许在所述销（23）发生破裂的情况下将所述销（23）从所述丝杠（2）抽取出来。

8.根据权利要求1至7中的一项所述的设备，其中所述位置传感器（15）为角位置传感器（15）。

9.一种飞行控制作动器（12），包括：主载荷路径（1），所述主载荷路径包括空心旋转丝杠（2），

次载荷路径（10），所述次载荷路径包括穿过所述丝杠（2）的承载保险杆（3），所述次载荷路径（10）能够在所述主载荷路径（1）发生破裂的情况下接管施加在所述主载荷路径（1）上的载荷，所述作动器（12）的特征在于，所述作动器包括根据权利要求1至8中的一项所述的用于检测所述主载荷路径中的破裂的设备（13）。

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